本實用新型涉及一種無人機，尤其涉及一種手拋式固定翼無人機。

背景技術(shù)：

隨著電子載荷的小型化、高度集成化，小型電動無人機特別是手拋發(fā)射的電動無人機正在快速的發(fā)展，在軍用、民用方面均有應(yīng)用。機翼和機身的相對位置一般是固定的，失速分解時，機翼與機身較難分離，導(dǎo)致無人機的著陸精度較低。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

有鑒于此，本實用新型的實施方式提供了一種著陸精度較高的固定翼無人機。

一種固定翼無人機，其包括機身、設(shè)置在所述機身頭部的電動推進機構(gòu)、設(shè)置在所述機身兩側(cè)的機翼及設(shè)置在所述機身尾部的平尾，所述機翼包括中間翼、左外翼及右外翼，所述中間翼安裝在所述機身的鄰近所述電動推進機構(gòu)的頂部，所述左外翼安裝在所述中間翼的左側(cè)，所述右外翼安裝在所述中間翼的右側(cè)，所述中間翼、左外翼及右外翼的組裝均采用無工具快速拆裝方式組裝。

優(yōu)選地，所述左外翼與所述中間翼相對的側(cè)面設(shè)置有兩根插管，且每根插管上套設(shè)有橡皮圈，所述中間翼對應(yīng)地開設(shè)有插孔，所述插管插入所述插孔，從而將其連接于一起。

優(yōu)選地，所述中間翼的底面一側(cè)并排設(shè)置有兩個掛柱，其底面另一側(cè)并排開設(shè)有兩個滑槽，所述機身上并排開設(shè)有兩個滑槽且并排設(shè)置有兩個掛柱，所述中間翼上的掛柱與所述機身上的滑槽相互配合，所述中間翼上的滑槽與所述機身上的掛柱相互配合，從而將所述機翼連接到所述機身上。

優(yōu)選地，所述左外翼及所述右外翼的上反角度的范圍為4.8°至7.2°，扭轉(zhuǎn)角的范圍為-2.4°至-3.6°，所述機翼的展弦比的范圍為9.25至13.87，所述中間翼的安裝角的范圍為+1.6°至+2.4°。

優(yōu)選地，所述左外翼及所述右外翼均配置有副翼舵面。

優(yōu)選地，所述中間翼與所述機身為平面連接。

優(yōu)選地，所述固定翼無人機還包括垂尾，所述垂尾通過插接件與所述機身的尾部無工具拆裝方式連接。

優(yōu)選地，所述固定翼無人機還包括緩沖包，所述緩沖包設(shè)置在所述機身的頭部及尾部的底面。

優(yōu)選地，所述電動推進機構(gòu)包括電動機及螺旋槳，所述電動機安裝在所述機身的頭部，所述螺旋槳安裝在所述電動機上，所述螺旋槳為分離式螺旋槳,包括槳葉及槳轂，所述槳葉通過螺栓與所述槳轂連接，且槳葉能夠折疊。

在大失速垂直降落時，機翼可以沿機身的滑槽向前脫出，吸收無人機整體墜地的能量。當(dāng)無人機接近回收區(qū)域時，在一定高度上迅速大角度偏轉(zhuǎn)平尾，使無人機快速大角度抬頭失速、快速下落，由緩沖包承受落地沖擊，機翼作為一個整體向前分離，平尾向后上方分離，垂尾向上松動，吸收沖擊載荷，螺旋槳收藏于機頭兩側(cè)區(qū)域。因此，本實用新型提供的無人機失速分解技術(shù)受風(fēng)影響較小，著陸精度較高。

附圖說明

為了更清楚地說明本實用新型的實施例中的技術(shù)方案，下面將對實施例描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹。

圖1是本實用新型實施方式的無人機立體圖。

圖2是圖1所示無人機的機翼分解圖。

圖3是圖1所示無人機的中間翼的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4是圖1所示無人機的副翼舵面結(jié)構(gòu)示意圖。

圖5是圖1所示無人機的垂尾結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6是圖1所示無人機的尾部示意圖。

具體實施方式

為使本實用新型的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合附圖對本實用新型實施方式的無人機作進一步地描述。

請參閱圖1，本實用新型實施方式的無人機包括機身10、電動推進機構(gòu)20、機翼30、垂尾40、平尾50及緩沖包60。電動推進20設(shè)置在機身10的頭部，機翼30設(shè)置在機身10的兩側(cè)，垂尾40及平尾50設(shè)置在機身10的尾部，緩沖包60設(shè)置在機身10的底部?？梢岳斫猓瑹o人機還包括其他功能組件，如方向舵、艙蓋等，為節(jié)省篇幅，下文未對這些其他功能模組詳細(xì)描述。

機身10形成有載荷艙，其位于機身的中間段，為適應(yīng)不同形式的載荷，載荷艙為上下通透開口，根據(jù)不同的載荷可以設(shè)置不同的設(shè)備安裝件。載荷艙無艙蓋設(shè)計，上部被機翼的中間翼完全覆蓋，形成密閉防水結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

電動推進機構(gòu)20包括電動機21及螺旋槳23，用于為無人機100提供拉力，電動機21安裝在機身10的頭部，螺旋槳23安裝在電動機21上。本實用新型實施方式中，螺旋槳23采用分離式螺旋槳,槳葉通過螺栓與槳轂連接，可折疊。

機翼30包括中間翼31、左外翼33及右外翼35，中間翼31安裝在機身10的鄰近電動推進機構(gòu)20的頂部，左外翼33安裝在中間翼31的左側(cè)，右外翼35安裝在中間翼31的右側(cè)。中間翼31、左外翼33及右外翼35的組裝均采用無工具快速拆裝方式組裝。具體地，左外翼33與中間翼31相對的側(cè)面設(shè)置有兩根插管331，且每根插管331上套設(shè)有橡皮圈333，中間翼31對應(yīng)地開設(shè)有插孔310，插管331插入插孔310，從而將其組成一個可以承力的整體結(jié)構(gòu)。右外翼35與中間翼31也通過類似結(jié)構(gòu)組成一個可以承力的整體結(jié)構(gòu)。

中間翼31的底面一側(cè)并排設(shè)置有兩個掛柱311，其底面另一側(cè)并排開設(shè)有兩個滑槽313，兩個掛柱311與兩個滑槽313相對設(shè)置。相應(yīng)地，機身10上也并排開設(shè)有兩個滑槽（圖未示）且并排設(shè)置有兩個掛柱（圖未示），中間翼31上的掛柱311與機身10上的滑槽相互配合，中間翼31上的滑槽313與機身10上的掛柱相互配合，從而當(dāng)中間翼31、左外翼33及右外翼35組成一個整體后，將機翼30連接到機身10上。

左外翼33及右外翼35均配置有副翼舵面351(左外翼33的副翼舵面未標(biāo)注)，可以根據(jù)需要配置為有副翼構(gòu)型和無副翼構(gòu)型，且其副翼舵面351可采用同一套模具成型。左外翼33及右外翼35具有較大上反角度，以提升低速狀態(tài)的穩(wěn)定性。機翼30使用高升力系數(shù)翼型結(jié)合大展弦比平面布局，中間翼31具有小角度安裝角，左外翼33及右外翼35均具有小角度負(fù)扭轉(zhuǎn)，同時具有較大上反角，在增加穩(wěn)定性的同時降低了降落過程中左外翼33及右外翼35擦地?fù)p傷的可能性。中間翼31與機身10接觸部分形成了一個具有指定安裝角的平面，與機身10對接屬于完全平面連接，而非曲面相交，降低了工裝精度要求。

具體地，在本實施方式中，機翼30的展弦比的范圍大致為9.25至13.87，最優(yōu)為11.56；左外翼33及右外翼35的上反角度的范圍大致為4.8°至7.2°，最優(yōu)為6°；中間翼31的安裝角的范圍大致為+1.6°至+2.4°，最優(yōu)為為2°；左外翼33及右外翼3的扭轉(zhuǎn)角的范圍大致為-2.4°至-3.6°，最優(yōu)為-3°?？梢岳斫?，在其他實施方式中，上述參數(shù)也可依實際情況在一定范圍內(nèi)調(diào)整。

垂尾40通過插接件41與機身10的尾部無工具拆裝。垂尾40還形成有安裝空間401，平尾操縱舵機（圖未示）和方向舵操縱舵機（圖未示）安均裝在安裝空間401內(nèi)。

平尾50為全動平尾，通過平尾搖臂51與機身10的尾段相連，且平尾搖臂51同時作為平尾50的旋轉(zhuǎn)支撐端，機身10尾段設(shè)置了平尾轉(zhuǎn)軸固定端102。平尾50上不含任何電子設(shè)備，以防止在降落分解時損壞。

緩沖包60包括第一緩沖包61、第二緩沖包63、第三緩沖包65，其分別設(shè)置在機身10頭部、中部及尾部的底面，如圖1所示。第一緩沖包61、第二緩沖包63、第三緩沖包65均由PU泡沫制成。

在大失速垂直降落時，機翼30可以沿機身10的滑槽向前脫出，吸收無人機整體墜地的能量。當(dāng)無人機接近回收區(qū)域時，在一定高度上迅速大角度偏轉(zhuǎn)全動平尾50，使無人機快速大角度抬頭失速、快速下落，由第一緩沖包61及第三緩沖包63承受落地沖擊，機翼30作為一個整體向前分離，平尾50向后上方分離，垂尾40向上松動，吸收沖擊載荷，螺旋槳23收藏于機頭10兩側(cè)區(qū)域。因此，本實用新型實施方式的無人機失速分解技術(shù)受風(fēng)影響較小，著陸精度較高。

在本文中，所涉及的前、后、上、下等方位詞是以附圖中零部件位于圖中以及零部件相互之間的位置來定義的，只是為了表達(dá)技術(shù)方案的清楚及方便。應(yīng)當(dāng)理解，所述方位詞的使用不應(yīng)限制本申請請求保護的范圍。

在不沖突的情況下，本文中上述實施例及實施例中的特征可以相互結(jié)合。

以上所述僅為本實用新型的較佳實施例，并不用以限制本實用新型，凡在本實用新型的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本實用新型的保護范圍之內(nèi)。